[發明專利]一種飛行控制方法、飛行器及飛行系統

有效

• 申請號: 201911019662.2
• 申請日: 2019-10-24
• 公開（公告）號: CN110989640B
• 公開（公告）日: 2022-07-08
• 發明（設計）人: 張添保
• 申請（專利權）人: 深圳市道通智能航空技術股份有限公司
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 廣州市越秀區哲力專利商標事務所(普通合伙) 44288
• 代理人: 雷興領

本發明公開了一種飛行控制方法、飛行器及飛行系統，該飛行控制方法應用于飛行器，其包括，構建飛行器的姿態動力模型以及動力分配模型，其中，姿態動力模型包括姿態角動力模型和姿態角速率動力模型；周期性獲取飛行器的姿態參數以及終端設備發出的第一控制指令，其中，姿態參數包括姿態角以及姿態角速率；根據姿態角動力模型、姿態參數以及第一控制指令獲取第二控制指令；根據第二控制指令、姿態角速率以及第三控制指令獲取當前的虛擬控制量指令；根據姿態角速率、當前的虛擬控制量指令以及第四控制指令獲取當前的動力分配指令；根據當前的動力分配指令和動力分配模型控制動力組件以調整飛行器的飛行姿態。

技術領域

本發明涉及飛行控制技術領域，尤其涉及一種飛行控制方法、飛行器及飛行系統。

背景技術

旋翼飛行器具有輕便、小巧簡單的結構以及靈活的飛行控制方式，對復雜地形以及狹小的空間具有很強的適應性，近年來廣泛應用于災難救援、電力巡檢、快遞運輸等各個領域。

旋翼飛行器的飛控系統是通過改變電機的轉速以及旋轉方向來實現飛行器的各種飛行姿態以及上升和下降，該飛控系統是一種多變量、強耦合、不穩定的復雜非線性系統，由于飛控系統的復雜性，對旋翼飛行器的控制方法呈現出多樣性，如PID控制策略。

然而，傳統飛行控制方法的控制精度低、穩定性及抗擾動性能差，因此，如何提供一種控制精度高、穩定性及抗擾動性能強的飛行控制方法，是本領域技術人員亟待解決的技術問題。

發明內容

本發明提供一種飛行控制方法、飛行器及飛行系統，旨在提供一種控制精度高、穩定性及抗擾動性能強的飛行控制方法。

為實現上述目的，本發明提供一種飛行控制方法，應用于飛行器，所述飛行器與終端設備通信連接，所述飛行器設置有動力組件，所述方法包括：

構建所述飛行器的姿態動力模型以及動力分配模型，其中，所述姿態動力模型包括姿態角動力模型和姿態角速率動力模型；

周期性獲取所述飛行器的姿態參數以及所述終端設備發出的第一控制指令，其中，所述姿態參數包括姿態角以及姿態角速率；

根據所述姿態角動力模型、所述姿態參數以及所述第一控制指令獲取第二控制指令；

根據所述第二控制指令、所述姿態角速率以及第三控制指令獲取當前的虛擬控制量指令，其中，所述第三控制指令為預設的虛擬控制量指令或前一周期的虛擬控制量指令；

根據所述姿態角速率、所述當前的虛擬控制量指令以及第四控制指令獲取當前的動力分配指令，其中，所述第四控制指令為預設的動力分配指令或前一周期的動力分配指令；

根據所述當前的動力分配指令和所述動力分配模型控制所述動力組件以調整所述飛行器的飛行姿態。

優選地，所述第一控制指令為期望姿態角指令，所述根據所述姿態角動力模型、所述姿態參數以及所述第一控制指令獲取第二控制指令，包括：

根據所述姿態角動力模型以及所述姿態參數通過在線參數辨識獲取第一參數矩陣估計值；

根據所述期望姿態角指令以及所述姿態角獲取姿態角控制誤差；

根據所述姿態角控制誤差、所述第一參數矩陣估計值以及預設參數矩陣，獲取所述第二控制指令。

優選地，所述第二控制指令為期望姿態角速率控制指令，所述根據所述第二控制指令、所述姿態角速率以及第三控制指令獲取當前的虛擬控制量指令，包括：

根據所述姿態角速率動力模型、所述姿態角速率以及所述第三控制指令通過在線參數辨識獲取參數估計值，其中，所述參數估計值包括第二參數矩陣估計值、第三參數矩陣估計值以及干擾參數估計值；

根據所述姿態角速率和所述期望姿態角速率控制指令獲取姿態角速率控制誤差；